轴压加筋壁板承载能力计算方法探讨

目前飞机设计中主要采用工程方法计算加筋壁板的承载能力。本文介绍并评述了分段处理法、John-son法和极限载荷法三种常用的工程方法,为了探讨哪种方法能更加满足工程需要,采用这三种方法对某型飞机中央翼加筋壁板及其试验件分别进行计算,表明其中极限载荷法的计算结果偏于安全,与试验结果吻合较好,并采用此法确定了中央翼加筋壁板的承载能力。最后采用极限载荷法进一步计算该型飞机机身11种构型加筋壁板轴压试验件,破坏载荷计算值与试验结果相当吻合,从而证实了极限载荷法是一种计算轴压加筋壁板承载能力更准确、实用的工程方法。     

基于RADIOSS的机身壁板轴压稳定性分析

基于HyperWorks平台对某型支线飞机机身壁板轴压试验件建立有限元模型,利用Altair RADIOSS求解器对试验件稳定性进行线性和非线性屈曲分析,并与工程方法计算结果及机身壁板轴压试验件试验结果进行比较。结果表明,有限元线性屈曲分析结果与试验测试结果相近,工程方法计算结果较为保守且与试验测试结果相差较大;有限元非线性屈曲分析结果与试验结果相差较大且分析结果较为保守。分析结果可为某型支线飞机机身壁板结构的研制设计提供借鉴和参考。     

7050凹槽铝板激光冲击强化残余应力分布与疲劳寿命

激光冲击强化（LSP）是改善结构疲劳性能的重要手段,传统数值模拟方法很难模拟复杂结构的多点冲击强化过程。本文利用一种连续动态冲击方法对7050凹槽铝板进行激光冲击强化数值模拟,得到了冲击后稳定的残余应力场,并与试验测量的残余应力相对比,验证了该方法的精度与较高效率。运用4种基于临界平面法的应变模型,最大正应变模型、最大剪应变模型、BM模型和SWT模型分别对未强化件和强化件进行疲劳寿命预测。完成了激光冲击强化件和未强化件的疲劳试验,得到其疲劳寿命。结果表明：寿命预测值与试验结果吻合较好;对未强化件进行平均应力修正后,前3种模型误差分别为31.2%、22.6%和40.7%,而SWT模型的计算结果过于保守;对强化件进行最大正应力修正后,前3种模型误差分别为1.84%、24.0%和46.4%,而SWT模型的计算结果过于危险。     

复合材料和结构机械连接件破坏历程的数值模拟与试验验证

采用数值模拟与试验相结合的方法研究工程设计中有关复合材料结构机械连接件的钉载分布、破坏规律及其承载能力问题。对典型问题进行了试验验证,计算结果与试验结果吻合很好。     

飞机结构的损坏过程承载能力、破坏部位有限元分析

本文提出一个适合于飞机结构非线性分析的有限元素组合算法。考虑到元素材料屈服和/或失稳后出现的非线性问题导出了有限元计算格式。本方法已经实际用于描述××型直升机结构静力试验从开始加载到局部损伤或失稳、扩展直至破坏的全过程受力状态;用于确定该机结构的最大承载能力和破坏部位,并取得了非常好的结果。文中介绍了数值算例及其与试验结果的对此。     

某民用飞机机身典型壁板压损分析

通过RADIOSS显示有限元计算,对典型壁板结构的承载能力进行了计算分析,并与试验结果进行对比,验证了RADIOSS显式有限元计算分析的准确性。在此基础上,针对某民用飞机的机身壁板5种不同的典型壁板结构,分别在长度为200 mm和530 mm的情况下,采用有限元分析方法计算了长桁及壁板结构的压损和失稳情况,最终得出5种构型下的压损及失稳结果,为机身结构共性结构选型提供了数据支持。     

压气机试验件空气系统仿真模拟与敏感性分析

将空气系统简化为由节点和元件组成的一维拓扑网络,建立各部分的流动控制方程组,编制了仿真程序,利用循环中点求积牛顿法对方程组进行求解。将其应用于某压气机试验件空气系统计算,并对试验件空气系统的参数进行敏感性分析,探讨影响空气系统功能的主要因素。结果表明:利用参数微分法求解同伦方程,可增大牛顿法求解的收敛速度与收敛域;在该压气机试验件中,利用卸荷腔结构和封严能力较强的篦齿封严环可以将流路有效分隔开,有利于分别实现控制目标。      

典型壁板搭接区试验件疲劳寿命分析

采用ABAQUS软件建立典型壁板搭接区试验件三维实体有限元模型,并进行应力分析,获得搭接区钉孔最大应力;运用应力严重系数法和线性损伤累积理论对典型壁板搭接区试验件在随机载荷谱作用下的疲劳特性进行计算分析,给出了试验件疲劳寿命预估值;计算结果满足目标寿命要求。将分析结果与试验件的疲劳耐久性试验结果进行对比,发现寿命预估值与试验结果吻合较好。     

轴压载荷下复合材料薄壁加筋板后屈曲承载能力分析与试验验证

为了研究复合材料薄壁加筋板结构的后屈曲承载能力以及影响后屈曲的主要因素,应用Abaqus软件对三种构型下的薄壁加筋板进行了有限元分析,并与试验结果进行对比。结果表明,复合材料薄壁加筋板结构在轴向压缩载荷下具有较大的后屈曲承载能力,有限元分析与试验得出的试验件后屈曲载荷均为初始屈曲载荷的7倍左右,蒙皮的厚度及筋条间距对加筋板的后屈曲承载能力影响不大,加筋板的后屈曲承载能力主要取决于筋条的刚度。在飞机结构设计中,可以充分利用薄壁加筋板结构的后屈曲承载能力来提高结构使用效率。     

Ω型加筋壁板连接结构在拉伸载荷下的破坏研究

考察机身收缩段的复合材料Ω型加筋壁板前段和后段连接结构在拉伸载荷下的承载能力,开展了拉伸破坏试验研究。试验件为壁板与框呈75°夹角的倾斜结构,试验考核了加筋壁板、连接框、连接角盒和紧固件的应变水平、试验件的载荷-位移曲线和破坏载荷。试验结果表明,Ω型加筋壁板前后段连接结构在拉伸载荷下,角盒和框的连接处的紧固件以及框的转角处最先发生破坏。试验结果可作为飞行机身复合材料结构连接的设计和评定依据。     

混合式动压气体轴承结构优化与可靠性分析

通过将径向、止推螺旋槽动压气体轴承相结合,建立了混合式动压气体轴承的润滑分析模型。阐述了其结构特点与润滑机理,建立轴承无量纲稳态Reynolds控制方程。提出混合式动压气膜压力耦合计算方法,推导气膜压力差分表达式,定义边界条件,构建气膜压力分布的数值计算方法。以最大径向承载力为目标优化结构参数。基于最优结构参数建立轴承气膜有限元模型,运用CFD分析轴承转子系统受不同冲击载荷时径向稳定性变化规律,研究混合式动压气体轴承动态特性与可靠性。搭建混合式动压气体轴承试验台,验证数值计算方法和有限元仿真分析的正确性。结果表明:提出的压力耦合计算方法可以准确地计算分析稳态气膜压力分布、承载力和承载性能,有限元仿真能更好地模拟动态流场变化,计算分析动态承载力、动态特性系数和稳定性。高转速下混合式气体轴承承载力、稳定性较好,对单向阶跃力、单向矩形力的抗冲击能力强,可靠性强。混合式动压气体轴承在优化承载性能与刚度的同时,应考虑抗冲击特性和稳定性以提高轴承的综合性能。      

基于误差通道在线辨识的直升机结构振动主动控制研究

 提出一种基于误差通道在线辨识的有源控制方法,并把它应用于直升机结构振动的主动控制。针对一直升机模型与前人的方法进行了比较,并进行多输入多输出的主动控制仿真。仿真结果表明,这种控制方法明显优于前人的方法,说明这种基于误差通道在线辨识的多输入多输出的主动控制方法对直升机结构振动有很好的抑制作用。     

失去润滑的高速滚动轴承工作游隙的分析

分析了某武装直升机传动系统在失去润滑状态下其高速滚动轴承工作游隙的变化情况, 推导出考虑构件弹性时轴承游隙变化量的计算公式, 并以实例验算。为合理选择滚动轴承游隙值, 提高轴承系统寿命乃至整个传动系统生存力提供依据      

直升机旋翼弹性轴承失效影响分析

介绍了球柔性旋翼弹性轴承的结构特点及工作模式,从直升机球柔性旋翼的几种典型工作状态对弹性轴承进行了受力分析,分析了弹性轴承失效后对直升机安全的影响.     

基于库伦摩擦效应的箔片轴承极限承载力理论与试验

基于有限单元法建立了考虑库伦摩擦的波箔型径向气体箔片轴承的箔片结构模型,采用有限差分法和有限单元法耦合求解Reynolds方程和气膜厚度方程,通过求解轴颈达到极限偏心率时的轴承极限承载力,研究了箔片结构库伦摩擦效应对轴承极限承载力的影响规律,并搭建了轴承极限承载力测试试验台,利用温度法测量了两个具有不同轴承壳内表面粗糙度的波箔型径向气体箔片轴承的轴承极限承载力.通过对比分析仿真结果与试验结果表明:轴承壳圆柱孔内表面粗糙度为0.4μm的轴承在10000r/min和20000r/min下,轴承极限承载力分别为15.5N和42.3N;而表面粗糙度为1.6μm的轴承极限承载力为10.9N和29.6N,这是由于波纹箔片和轴承壳体之间的库伦摩擦力增大了波纹箔片的刚度,因此增大箔片结构摩擦因数使得轴承极限承载力降低,并且仿真结果变化趋势和试验结果变化趋势吻合.      

刚度对直升机尾传动系统弯曲振动固有频率影响的分析

对直升机尾传动系统进行了简化,提出了直升机的尾传动系统是由多个轴段和圆盘组成的串联系统;建立了直升机尾传动系统的弯曲振动力学模型,模型中考虑了轴承支承刚度、联轴器的角向刚度及径向刚度;根据系统的弯曲振动力学方程,用传递矩阵法求得了系统的固有频率.结果表明:联轴器的角向刚度与径向刚度对系统的固有频率有不同的影响;增加轴段数或轴承的刚度可以降低系统的固有频率.      

民用飞机外翼、中央翼下壁板对接结构分析及试验研究

对接结构设计是飞机机翼结构设计的重要环节,其设计的优劣关系到飞机的使用寿命和安全性能。在分析国外先进民用客机外翼与中央翼对接结构型式的基础上,设计了两种机翼下壁板与对接肋的连接型式,并对其连接强度和失效模式进行了研究。利用商业有限元软件ANSYS研究拉伸载荷下对接结构的承载能力,根据计算结果针对对接型式进行试验研究,研究其破坏模式及钉载分配。最后,比较分析了两种不同结构型式的破坏模式和载荷分配,为关键连接区的结构细节设计提供方法支持。     

直升机主减机匣结构振动噪声分析与优化

针对直升机主减速器机匣的振动噪声问题,对机匣进行基于频率响应和模态贡献量的结构动力学特性分析,给出机匣的振动特性,并确定对结构振动特性起主要影响的模态.利用间接边界元与有限元相结合的方法,应用基于结构面板声功率贡献量的分析方法,进行结构噪声功率分析和结构噪声功率面板贡献量分析,给出机匣的声学辐射特性,找出相应激励频率下对结构噪声功率贡献量最大的面板.以该面板为设计域进行结构拓扑优化,并根据优化结果合理布置加强筋,以提高结构刚度,达减振降噪的目的.结果表明:结构速度频率响应峰值下降了36%,减振效果良好,结构声功率级有了明显的降低,其中声功率级峰值下降了5dB,降噪效果良好,为直升机主减机匣提供了一种可行的减振降噪方法.      

推力磁轴承的优化设计与有限元分析

本文在已知定子内、外径的条件下,根据推力磁轴承承载力和温升的约束条件,以推力磁轴承体积最小为目标设计了一套推力磁轴承,并利用有限元分析软件ANSYS对其电磁特性进行了验证。结果表明,优化设计出的推力磁轴承满足承载力最大的要求。     

大载荷弹性轴承硫化模具设计

大载荷弹性轴承硫化模具是制造大载荷球面推力弹性轴承的关键工装。本文介绍了某直升机大载荷球面推力弹性轴承硫化模具设计及在弹性轴承硫化模具设计时应注意的几个问题。